[发明专利]变推力固体发动机喉栓喷管型面一体化优化设计方法

说明书

本申请公开了一种变推力固体发动机喉栓喷管型面设计方法、装置、计算机设备和存储介质。所述方法包括：根据设计要求和工况，构建喉栓喷管型面的设计模型；建立设计模型与实际比冲的计算关系；采用优化拉丁超立方实验设计方法，生成初始样本点；采用CFD模型，计算每个初始样本点在各个工况下的实际比冲和所有工况下的平均实际比冲；构建初始样本点集和代理模型，采用差分进化算法得到优选样本点；采用CFD模型，计算每个优选样本点在各个工况下的优选实际比冲和所有工况下的优选平均实际比冲；当达到第一收敛条件时，得到喉栓喷管型面的设计模型的最优解。采用本方法能够兼顾设计优化的准确率和效率，结果可靠。

技术领域

本申请涉及固体火箭发动机的参数优化设计技术领域，特别是涉及变推力固体发动机喉栓喷管型面一体化优化设计方法和装置。

背景技术

固体火箭发动机是在导弹、火箭等航天运载器中广泛应用的动力系统之一，具有结构简单、维护方便、可靠性高、可长期处于战备状态等优点，但是，传统固体火箭发动机缺乏节流措施，需要对装药构型进行详细设计以满足特定推力方案。变推力固体发动机不仅保留了传统固体发动机的诸多优点，而且推力调节具有主动性、实时性、可大范围无极调节，可提高固体火箭发动机性能，增强导弹机动性和突防能力，大幅提升导弹射程，已发展成为固体火箭发动机推力调节的重要研究方向。但是，喉栓运动改变喷管喉部面积实现推力调控的同时，不可避免地会影响喷管内燃气的流动情况，造成流动损失，甚至出现流动分离现象，为减小喉栓介入所引起的流动损失，需对喷管型面及喉栓型面进行整体优化。

目前常用的喉栓喷管型面优化设计方法有：

基于喉栓式喷管的几何模型，直接采用Fluent及优化算法进行优化设计：首先建立喉栓式喷管的参数化模型，确定设计变量、优化目标，通常设计变量为喷管及喉栓的尺寸参数，通过这些参数可以唯一确定喉栓式喷管的几何构型，优化目标为该构型仿真得到的流动损失最小。此类方法能够实现型面参数精确的自动优化设计，且设计结果可靠，但是此类方法通常需要进行大量的仿真计算，且CFD模型求解耗时，直接进行数值优化设计计算成本难以接受，难以直接应用于工程实际。

通过Fluent对喉栓式喷管某一特定工况进行数值仿真，并基于少量样本点建立代理模型用来代替求解耗时的CFD模型进行优化设计。此类方法能够以较小的计算代价实现喉栓及喷管型面的优化设计，结果较为准确，但是变推力发动机实际工作过程中喉栓需在一定范围内移动，仅针对喉栓某特定位置进行型面优化无法综合考量发动机的性能。

上述两种方法，或是能够解决准确性的问题，但是存在效率低的问题，亦或是能够解决效率低的问题，但是存在准确性不足的问题。

发明内容

基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够准确考量变推力固体发动机性能且型面优化设计效率较高的变推力固体发动机喉栓喷管型面设计方法、装置、计算机设备和存储介质。

一种变推力固体发动机喉栓喷管型面设计方法，所述方法包括：

根据变推力固体发动机的喉栓和喷管的设计指标要求，设定所述变推力固体发动机需要计算的工况数量；根据所述设计指标要求和所述工况数量，构建喉栓喷管型面的设计模型；

根据所述设计模型，确定等效喉部面积变化区间；将所述等效喉部面积变化区间进行等分，得到每种工况对应的喉栓运动区间，根据所述喉栓运动区间，建立设计模型与实际比冲的计算关系；

采用优化拉丁超立方实验设计方法，在所述设计模型内生成初始样本点；

根据所述计算关系，采用CFD模型，计算每个初始样本点在各个工况下所述喷管的实际比冲，并得到每个初始样本点在所有工况下所述喷管的平均实际比冲；

根据每个初始样本点及其对应的平均实际比冲，构建初始样本点集，根据初始样本点集，构建代理模型，采用差分进化算法，对代理模型进行非精确寻优搜索，得到优选样本点；